排序方式: 共有79条查询结果,搜索用时 15 毫秒
1.
结合奇异摄动和动态逆方法,以飞行时间和末端能量的线性组合为性能指标,推导了一种近最优中制导律.导弹状态方程根据状态变量时间常数写成三时间尺度系统.降阶系统包括纵程、横程和比能动力学方程.用最优控制理论求解出降阶系统最优解,即原系统的外解.动态逆应用于边界层修正,得到一个闭环控制器,其性能可根据爬升、高空等高飞行和下滑阶段或其他情况的不同要求进行调整.仿真结果表明:该制导律满足了对弹道平滑度、飞行时间和末端能量的要求.中段末端航向误差小,为中、末制导的平稳交接班提供了保障. 相似文献
2.
提出了一种改进的用于被动寻的导弹的基于光流带落角约束的导引规律,其具有更强的适应性和更小的落角误差,而且该导引律不要求弹目距离信息,克服了被动寻的导弹不能测距的约束.基于采用光学传感器和光流算法的测量模型,受昆虫导航的启发,利用光流信息进行被动寻的导弹的导引和控制.同时借鉴偏置比例导引律的结构,重新设计偏置项,实现导弹以期望的落角命中目标.仿真表明,拦截地面运动目标时,该导引律在保证小脱靶量的同时,基本达到期望的落角,对于测量噪声也具有较好的鲁棒性. 相似文献
3.
考虑拦截器使用耗尽关机固体推进系统的情况,提出需用速度增益曲面概念,设计了基于该概念的大气层外超远程拦截导引方法。根据Lambert导引,给定拦截时间就有唯一的指令推力方向与之对应,导引过程分为两个阶段:零控拦截到达阶段,选择最优拦截时间,需用速度增益曲面迅速与助推时间-拦截时间平面相切;零控拦截保持阶段,拦截时间不断减小,保持需用速度增益曲面在助推时间-拦截时间平面上滑动,消耗多余的推进剂。利用拟零控拦截概念使两个导引阶段平缓过渡,避免了导引方法切换时推力方向的跳变。导引律计及了J2项摄动对滑行段弹道的影响,导引精度对推进系统参数偏差的鲁棒性强。仿真结果表明本文制导方法用于大气层外超远程目标拦截,脱靶量仅为km量级,推进系统参数偏差对导引精度的影响很小。 相似文献
4.
气动舵/侧向脉冲推力复合控制导弹最优控制及输出反馈问题研究(英文) 总被引:4,自引:0,他引:4
针对气动舵/侧向脉冲推力复合控制导弹,设计了复合控制自动驾驶仪,其包含最优控制器和控制分配两部分。应用最优/经典综合控制法设计的最优控制器用于求解虚拟控制量;控制分配模块将虚拟力矩分配到冗余的作动器上。该复合控制器结构简单,跟踪性能好,具有鲁棒性,并能考虑对作动器的实际约束。基于该复合控制自动驾驶仪,发现采用总加速度为反馈时系统的稳定性和跟踪快速性之间的矛盾严重。为解决这一问题,剔除总加速度中的瞬时影响因素,采用攻角产生的加速度作为反馈,仿真结果表明攻角产生的加速度作为反馈时系统具有更好的快速性。最后针对如何得到合理的加速度反馈进行了简要的讨论,结果表明将总加速度通过低通滤波器后再作为反馈,也可以获得良好的跟踪性能。 相似文献
5.
满足多约束的主动段能量管理制导方法 总被引:1,自引:0,他引:1
高超音速飞行器运载任务需要满足多项约束条件,针对耗尽关机型固体运载火箭需要在主动段进行能量管理.基于控制推力和速度之间夹角来实现主动段能量管理的思路,综合交变姿态控制能量管理(AEM,Alternate Attitude Control Energy Management)和一般能量管理(GEM,General Energy Management),提出了样条能量管理(SEM,Spline Energy Management)制导方法,并针对分离前定轴飞行约束条件进行了修正.以三级运载火箭为例,通过AEM,GEM和SEM对比,验证了样条能量管理制导方法的可行性. 相似文献
6.
基于预测脱靶量的远程拦截速度增益导引 总被引:1,自引:1,他引:0
针对拦截器使用耗尽关机固体燃料发动机的情况,设计了大气层外目标拦截的速度增益导引方法。导引律中根据Lambert导引确定指令推力方向初值,利用剩余速度增量信息,计算惯性速度增益下的预测脱靶量,使用Kepler轨道摄动方程计算消除脱靶量所需的速度增益修正,根据惯性速度增益和速度增益修正之和确定指令推力方向。给出了一种计及J2项引力摄动影响的滑行段弹道预测半解析方法,减少导引律运算量,降低导引方法误差;导引律中引入了剩余速度增量测量环节,增强了导引精度对推进系统参数的鲁棒性。与传统的通用能量管理(GEM)导引相比,采用该导引律拦截远程目标时指令推力方向平稳、变化范围小,脱靶量降低了两个数量级。 相似文献
7.
多层次法防空导弹弹道优化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
为了使导弹优化的弹道更有效地杀伤目标,采用多层次法来设计防空导弹中制导段弹道.整个模型分为3层,第1层是导弹中制导段弹道,第2层是导弹末制导段,第3层是战斗部毁伤目标.第1层弹道限定中末段交班点处的弹道倾角进行优化.交班点弹道倾角作为联系第1、2层的全局变量,随它变化而产生一系列的优化弹道.第2层是导弹自寻的模型,通过Monte-Carlo仿真得到脱靶量分布的数学期望和标准差,这是联系第2、3层的全局变量.第3层由脱靶量的分布计算杀伤概率,最大杀伤概率对应的第1层弹道就是系统的最优解.多层次法表明了中制导段弹道优化设计和最终导弹杀伤概率之间的关系,使得杀伤概率这一效能指标能够作为中制导段弹道优化的指标.最后进行了拦截高空高速巡航目标和低空低速巡航目标的算例计算. 相似文献
8.
9.
虚拟现实技术在飞行器级间分离仿真中的应用 总被引:2,自引:0,他引:2
主要讨论应用虚拟现实技术进行飞行器级间分离仿真分析的方法。给出了飞行器级间分离仿真时用于控制飞行器模型运动的虚拟世界结构,并且据此建立了一个包括飞行器模型和场景模型的虚拟世界。基于Matlab和Simulink,还给出了将虚拟世界与其它的计算程序结合起来的方法,实现计算、仿真、显示一体化。基于此框架,通过流体力学、飞行力学计算以及级间相对姿态和位置的计算和分析.研究讨论了飞行器级间分离碰撞干扰问题,为级间分离方案和分离机构设计提供了依据。 相似文献
10.
气动控制在低动压时其效率会有相当下降,为了使导弹在低动压时仍然具有一定的快速响应性,在导弹上安装脉冲姿控发动机参与姿态控制是一条可行的途径.对此方法的应用作了初步研究.分析了脉冲发动机作用对导弹动力学的影响,在一系列的简化后设计了俯仰平面内的控制策略,其设计思想是用气动舵平衡气动力矩使总的气动力矩为零,使导弹姿态主要由脉冲姿控发动机来控制,并用俯仰角的变化代替攻角的变化设计脉冲姿控发动机控制策略.给出了对阶跃加速度指令的响应仿真结果,表明在具有足够动压时气动控制仍可同脉冲姿控发动机控制媲美,而在低动压时脉冲姿控发动机相对气动控制具有较大优势. 相似文献